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行星探测用柔性降落伞跨/超声速气动特性及耦合机理 被引量：1
1
作者 贾贺 蒋伟 +3 位作者 包文龙 徐欣 荣伟 余莉 《航空学报》 北大核心 2025年第1期32-54,共23页
中国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启,且正在论证之中。然而,这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力,这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现,此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要... 中国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启,且正在论证之中。然而,这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力,这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现,此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要多级降落伞来完成,且需在跨/超声速条件下开伞和工作,同时第一级引导伞的名义直径会明显小于主伞,也小于前体直径,不同尺寸的两级伞与前体之间的流固耦合机理及其气动特性至今尚不明确,同时相关研究报道亦极少。本文基于稠密大气行星探测任务中适用的锥形带条伞和盘缝带伞,采用浸入边界方法研究不同行星大气环境中柔性降落伞工作过程的流固耦合机理,深入考察不同来流马赫数、伞型、大气成分及参数与直径比影响下的流固耦合特性。研究结果发现:土卫六大气环境中,盘缝带伞(直径比0.3)在跨声速时进行稳降,随着时间变化,伞衣的投影面积逐渐增大,阻力系数在马赫数1.5时达到最大,但其波动变化随着马赫数的增大而单调增大。另外,在马赫数为0.95、直径比0和1时伞衣均出现了极为剧烈的摆动现象。相比之下,木星大气环境中,跨声速条件下锥形带条伞伞衣随着时间推进,投影面积变化越来越小。阻力系数及其波动会随着马赫数增大而单调增大,横向力系数及其波动程度在马赫数1.5时出现最大。最后比较土卫六、金星和木星大气环境中的降落伞气动表现,发现木星大气环境中锥形带条伞性能最佳,阻力系数较大,且稳定性较好。 展开更多
关键词 深空探测 跨/超声速降落伞系统 气动特性 流固耦合机理 气动减速技术
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吸气式电推进系统进气道性能数值研究与可行性分析 被引量：1
2
作者 苏鹏辉 刘奕豪 +1 位作者 靳旭红 程晓丽 《航空学报》 北大核心 2025年第16期1-14,共14页
针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题,采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟,考虑进气道几何外形和气固相互作用(GSI)的影响,从气体动理论的角度阐明了其作用机理,并开展了进气道的... 针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题,采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟,考虑进气道几何外形和气固相互作用(GSI)的影响,从气体动理论的角度阐明了其作用机理,并开展了进气道的性能评估和可行性分析。结果表明,对于GSI为完全漫反射的情形,内凹型进气道的汇聚作用导致其气体压力和质量通量最大,且高压区域最靠近电离加速段;内凸型的发散作用导致其气体压力和质量通量最小,且高压区远离电离加速段。对于GSI适应系数σ为0.5的情形,由于气体分子在内凹型压缩段类抛物面发生镜面反射后的汇聚作用,压缩比和质量通量在电离加速段的类焦点位置存在局部峰值。GSI适应系数的降低能明显提高进气道的压缩性能和收集性能,σ从1降低到0.5导致电离加速段的压缩比升高85%~125%,收集效率增大55%~77%。无论GSI为完全漫反射还是部分漫反射部分镜面反射,内凹型进气道的压缩性能和收集性能最好,在电离效率和排气速度的合理假设下,对于180 km的飞行高度,适应系数σ=0.5的内凹型进气道产生的推力大于阻力,因此在概念上是可行的。 展开更多
关键词 上层大气层 吸气式电推进 进气道设计 气固相互作用 气体压缩和收集
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稀薄流区的摩阻测量技术及减阻试验
3
作者 刘春风 何啸天 +2 位作者 苗文博 王雪枫 程晓丽 《航空学报》 北大核心 2025年第12期85-96,共12页
面向稀薄流区发展了基于摩阻天平的摩阻测量技术,并以提高表面光洁度实现减阻作为应用实例,在高超声速低密度风洞中设计了一种对比测量试验,包括带有光滑壁面和常规壁面的平板模型和摩阻天平,平板模型的光滑壁面和常规壁面对称布置,并... 面向稀薄流区发展了基于摩阻天平的摩阻测量技术,并以提高表面光洁度实现减阻作为应用实例,在高超声速低密度风洞中设计了一种对比测量试验,包括带有光滑壁面和常规壁面的平板模型和摩阻天平,平板模型的光滑壁面和常规壁面对称布置,并依次搭配感应面为光滑壁面和常规壁面的摩阻天平。天平结构体基于悬臂梁原理设计,考虑过载保护和热防护,并通过载荷渐进法实现与试验状态最为接近的微量摩阻载荷校准。通过风洞试验误差的定量评估和主动控制,感应面表面压力引入的误差可控制在1%以内,浮动头错位引入的误差可控制在2%以内。Ma=22的7次重复性风洞试验显示摩阻天平的测量标准偏差不超过2.9%,光滑壁面相比常规壁面可有效减阻,平均减阻率为25.1%。 展开更多
关键词 稀薄流 摩阻天平 光滑壁面 减阻 风洞试验 误差控制
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高速柔性气动减速器关键技术研究进展 被引量：3
4
作者 薛晓鹏 贾贺 +6 位作者 荣伟 蒋伟 包文龙 王臻 邹天琪 代雨柔 周一苇 《航空学报》 北大核心 2025年第1期1-31,共31页
柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术,随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进,航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的... 柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术,随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进,航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的力学模型兼具强非线性和强耦合特性,且涉及研究领域极广,如需考虑钝性和多孔结构的气动特性、非线性结构动力学、可压缩湍流、结构气动热及其相互耦合等问题。因此,开展高速柔性气动减速器的基础理论和关键技术研究具有极大的难度和复杂性但意义重大。首先对高速柔性气动减速器进行分类;然后分析梳理了高速柔性气动减速技术的技术内涵,并系统地回顾和综述了其关键技术的发展历史和研究进展;最后,对高速柔性气动减速器关键技术的未来发展方向和亟需解决的关键问题进行了总结展望。 展开更多
关键词 进入减速着陆 超声速降落伞 充气式进入减速器 气动特性 流固热耦合
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两级推进单轨火箭橇试验研究 被引量：2
5
作者 夏有财 孔维红 +5 位作者 孙其会 张浩 刘奎显 安明明 李俊耀 马骏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期467-473,共7页
为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火... 为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火技术和橇车级间分离技术,试验验证了时控器控制二级发动机点火和减速伞抛出方案效果;使用高速相机、网靶等进行测量,得到了橇车运动速度、图像等数据。结果表明:两级橇车结构合理可靠,较好完成试验任务;时控器按设定时间触发二级发动机和减速装置,表明其能安全、可靠应用于火箭橇试验;减速伞在高过载下被提前甩出,需对减速装置改进设计;二级橇车在轨道上成功刹车回收,泡沫水盒对单轨橇车减速效果高效可靠。 展开更多
关键词 两级火箭橇 单轨火箭橇 火箭橇试验 弹道计算 火箭橇车回收 减速伞
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透气性对盘帆伞充气性能和气动特性的影响 被引量：2
6
作者 邹天琪 薛晓鹏 +2 位作者 赵党军 杨德贵 梁步阁 《航空学报》 北大核心 2025年第1期55-70,共16页
超声速降落伞是火星探测器成功实现软着陆的关键技术之一,然而,目前火星探测在着陆任务采用的主流伞型-盘缝带伞已达该类伞型减速能力的尺寸极限。为了应对未来更重载荷的火星探测任务,NASA已针对超声速盘帆伞开展了专项研究。但盘帆伞... 超声速降落伞是火星探测器成功实现软着陆的关键技术之一,然而,目前火星探测在着陆任务采用的主流伞型-盘缝带伞已达该类伞型减速能力的尺寸极限。为了应对未来更重载荷的火星探测任务,NASA已针对超声速盘帆伞开展了专项研究。但盘帆伞飞行试验均以失败告终,造成这一结果的原因很可能与伞衣的透气性(织物透气性和结构透气性)有关。采用流固耦合方法针对超声速盘帆伞设计不同的组合透气性方案,对比分析在总孔隙率相同的前提下盘帆伞衣采取不同的结构/织物分配比例对降落伞开伞过程中流场结构及气动特性的影响规律,并研究其作用机理。同时,设计了与G5F5、G7F3这2种伞衣结构孔隙率相同的盘缝带伞伞衣进行开伞特性对比分析。结果表明:对于总孔隙率12%的超声速盘帆伞,结构透气性与织物透气性的贡献比为5∶5时,降落伞前的脱体激波波动幅度较小,降落伞的稳定性能相较其他组合透气性有明显优势,同时在结构和织物透气性的共同作用下,充气时间最长;结构透气性与织物透气性的贡献比为7∶3时的阻力性能最佳,随着织物透气性的贡献由30%提高至70%,盘帆伞的阻力性能呈现下降趋势;结构透气性与织物透气性的贡献比为6∶4时的摆动角度最大,稳定性最差。另外,通过对比盘帆伞与盘缝带伞开伞过程发现:盘缝带伞呈现常见的“灯泡式”充气顺序,而盘帆伞则展现出一种“伞带式”充气顺序,即气流首先从伞带处开始充气,随后逐渐扩散至整个伞面。该研究结果可为新一代火星降落伞的设计提供一定的理论参考。 展开更多
关键词 火星降落伞 结构/织物透气性 充气性能 流固耦合 气动特性
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高速有迎角圆锥绕流底部复杂流动结构研究
7
作者 陈智 马乐 +1 位作者 靳旭红 艾邦成 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期11-30,共20页
在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流... 在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流动结构研究,分析了来流攻角、马赫数、雷诺数等因素对底部流动结构以及底面热流、压力等参数的影响规律。研究结果表明:与零攻角时的锥形回流区不同,非零攻角下回流区为非规则形状,且回流区长度较零攻角大幅减小,最大减小了44.6%。随着攻角增大,底部涡与前体背风侧涡发生相互作用,导致回流区长度随攻角增大呈现先减小后增大再减小的非线性变化规律;模型底面的无量纲压力、斯坦顿数峰值总体上呈现先减小后增大的趋势。随着马赫数增大,流动的可压缩性增强,小尺度的涡面及波系结构减少,回流区长度单调减小,无量纲压力和斯坦顿数峰值则分别呈单调增大、单调减小的变化趋势。雷诺数对波系结构的影响相对较小,随单位雷诺数增大,黏性效应减弱,回流区背风侧凹陷逐渐增强,回流区长度单调增加,无量纲压力及斯坦顿数峰值均单调减小。 展开更多
关键词 圆锥外形 底部流动 高速流动 流动结构 数值模拟
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考虑多种物理效应的轨控喷流数值计算研究
8
作者 万钊 华如豪 +2 位作者 陈琦 江定武 王新光 《上海航天(中英文)》 2025年第2期194-202,共9页
轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stoke... 轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析了高温热化学非平衡效应、燃气二次燃烧效应、稀薄气体效应对轨控喷流干扰的影响,获得了不同来流条件下多种物理效应对轨控喷流干扰气动特性的影响规律。研究表明:高空高马赫数条件下,来流空气和燃气组分的高温离解反应是冷/热喷流差异的的主要因素,其影响程度随高度升高而较小,随马赫数增大而增大,稀薄气体效应对飞行器整体喷流干扰气动力/力矩的影响较小。 展开更多
关键词 高温真实气体效应 稀薄气体效应 热喷干扰 数值模拟
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上层大气层气固相互作用的分子动力学研究 被引量：2
9
作者 陶瑞灵 王智慧 《力学学报》 北大核心 2025年第1期65-78,共14页
海拔100~300 km的上层大气层内,主要成分之一的原子氧化学活性高,容易在超低轨飞行器表面材料上发生吸附和侵蚀现象,显著改变壁面的物理化学状态和气固相互作用特征,进而影响飞行器的气动性能.由于时空尺度差异和成本限制,目前的地面试... 海拔100~300 km的上层大气层内,主要成分之一的原子氧化学活性高,容易在超低轨飞行器表面材料上发生吸附和侵蚀现象,显著改变壁面的物理化学状态和气固相互作用特征,进而影响飞行器的气动性能.由于时空尺度差异和成本限制,目前的地面试验手段和模拟方法很难复现上层大气层真实空间环境的气固相互作用过程.针对这一难题,文章设计了一种分子动力学等效模拟方案,让气体分子在短时间内高频入射材料表面,来反映真实环境中长时间低频率的气固相互作用过程,从而研究上层大气层不同海拔高度的空间环境中,原子氧在典型航天材料壁面的吸附/侵蚀状态演化过程以及动量适应系数的变化规律.研究表明,在满足一定等效原则时,这种模拟方案能够合理地反映相关的真实物理图像,展示了洁净壁面从少量吸附到大量吸附原子氧,再到原子氧侵蚀壁面表层结构形成松散氧化物的3阶段演化过程,同时也给出了高速入射的气体分子在相应壁面状态下的动量适应特征.另外,本文也研究了上层大气层另一主要组分N_(2)的存在对原子氧吸附、侵蚀和适应过程的影响.这一研究可加深人们对上层大气层气固相互作用过程的认识,并为新一代飞行器的气动设计提供参考. 展开更多
关键词 上层大气层 气固相互作用 分子动力学 适应系数 超低轨 大气阻力
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超声速钝体壁面斯坦顿数的求解方法
10
作者 赵金鹏 曾伟 马海腾 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第12期4361-4369,共9页
斯坦顿数是评价飞行器气动热性能的重要指标,但其求解方法尚有分歧,主要体现在对流换热驱动温度的确定方式上。当前常用的2种方法均基于解析公式获得驱动温度,统称为“解析法”:第1种方法选取来流总温作为驱动温度,第2种方法选取高速流... 斯坦顿数是评价飞行器气动热性能的重要指标,但其求解方法尚有分歧,主要体现在对流换热驱动温度的确定方式上。当前常用的2种方法均基于解析公式获得驱动温度,统称为“解析法”:第1种方法选取来流总温作为驱动温度,第2种方法选取高速流动外掠平板时的壁面恢复温度作为驱动温度。鉴于此,以驱动温度等于绝热壁温的方法为基准,通过数值仿真对比了上述2种解析法与新引入的双壁温法(即由2组等温壁面算例的结果作差获得对流换热系数)在求解钝体壁面斯坦顿数时的准确性。结果表明:双壁温法所得斯坦顿数与基准方法的吻合度远高于2种解析法,其壁面平均斯坦顿数与基准方法的相对偏差在5%以内,而2种解析法的相对偏差均大于15%。此外,双壁温法所得驱动温度沿钝体圆周角的变化趋势与绝热壁温一致,而2种解析法所得驱动温度在各圆周角下均为定值,不符合物理规律。 展开更多
关键词 超声速 钝体 气动热 斯坦顿数 驱动温度 双壁温法
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飞行器雷击过程的数值仿真方法
11
作者 邱宜成 苑朝凯 韩桂来 《航空学报》 北大核心 2025年第18期97-112,共16页
针对高超声速飞行器雷电涂层设计需求,发展了雷击过程数值仿真方法,在局部热力学平衡条件下,采用自由能最小化法计算空气的热力学性质和输运性质,并考虑了焦耳加热、韧致辐射、短波长热辐射以及洛伦兹力对雷电通道的磁约束效应,研究了... 针对高超声速飞行器雷电涂层设计需求,发展了雷击过程数值仿真方法,在局部热力学平衡条件下,采用自由能最小化法计算空气的热力学性质和输运性质,并考虑了焦耳加热、韧致辐射、短波长热辐射以及洛伦兹力对雷电通道的磁约束效应,研究了雷电通道的发展过程、通道热力学参数的变化以及激波发展过程。结果表明:该方法计算得到的激波发展过程与试验测量一致,激波波速衰减速率和激波超压衰减速率与理论预测结果一致,强、弱转换拐点前后的激波衰减特征分明。同时,基于该方法研究了热辐射效应、磁约束效应、雷电放电功率和放电时间对雷击过程的影响。 展开更多
关键词 雷电 防雷涂层 激波 高超声速 热辐射
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颗粒两相可压缩湍流边界层中动量与能量输运特性
12
作者 谢叶萱 余明 +2 位作者 董思卫 袁先旭 唐志共 《气体物理》 2025年第6期12-23,共12页
针对颗粒两相可压缩湍流边界层开展直接数值模拟,系统分析颗粒反馈力热对边界层内湍流的动量和能量输运的影响机制。研究发现,颗粒反馈力对湍流产生了明显的抑制效果,使得壁面摩阻降低、Reynolds应力和湍流热通量减小,近壁处流体温度升... 针对颗粒两相可压缩湍流边界层开展直接数值模拟,系统分析颗粒反馈力热对边界层内湍流的动量和能量输运的影响机制。研究发现,颗粒反馈力对湍流产生了明显的抑制效果,使得壁面摩阻降低、Reynolds应力和湍流热通量减小,近壁处流体温度升高。热颗粒对流体的反馈热进一步使湍流抑制效果增强,特别是在动量和能量输运中,Reynolds应力和湍流热通量对壁面摩阻和热流的贡献显著降低。冷颗粒对流体的热反馈作用则使湍流脉动相较仅考虑力耦合的算例有所增强。从颗粒运动的角度来看,相较绝热颗粒,冷颗粒在边界层内脉动速度和相对流体的脉动滑移速度更大,而热颗粒使周围流体的黏性系数增加,进而导致其脉动速度和脉动.滑移速度相对较小。 展开更多
关键词 可压缩湍流 壁湍流 颗粒两相流 力热耦合 动量能量输运
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壁面温度对高超声速热化学非平衡流动影响的数值模拟
13
作者 高伟峰 张志军 何天一 《气体物理》 2025年第2期30-38,共9页
高超声速飞行器飞行速度快,处在高温高热流的稀薄气体环境。为对流场进行准确的预测,引入非平衡Navier-Stokes方程来考虑热化学反应非平衡流动。通过改变壁面温度分析了流场的激波脱体距离、热通量分布、粒子数分布、气动力等流场特征... 高超声速飞行器飞行速度快,处在高温高热流的稀薄气体环境。为对流场进行准确的预测,引入非平衡Navier-Stokes方程来考虑热化学反应非平衡流动。通过改变壁面温度分析了流场的激波脱体距离、热通量分布、粒子数分布、气动力等流场特征。结果显示,低温壁面(T_(w)/T_(i)=4)不足以使激波边界层的气体发生足够的膨胀,因此脱体距离最小。随着壁面温度的升高,边界层内的气体膨胀区域增大。激波层内的温度压力急剧升高,导致流场中的粒子电离分布受激波位置的影响,呈现出随着壁面温度升高粒子电离程度增加的趋势。轴线压力与激波脱体距离相关,随壁面温度的升高呈现出增加的趋势。研究结果为高超声速飞行器气动热防护与气动热预测的模型构建提供理论依据。 展开更多
关键词 高超声速流 热化学非平衡 数值模拟 化学组分
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一种高效的霍尔电场数值模拟方法 被引量：1
14
作者 李恒 金科 +3 位作者 寇勇 李凯 王斌 叶柳青 《力学学报》 北大核心 2025年第1期79-88,共10页
针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔... 针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔电场数值模拟方法.迎风分裂格式基于Rusanov格式,时间推进基于LU-SGS隐式算法.以立方体区域泊松方程算例和分段电极流动通道霍尔电势算例为例对文章数值方法的准确性、收敛特性以及计算效率进行了考核和验证.数值模拟结果表明,当前数值方法计算结果与传统方法相同,且具有良好的收敛特性,对于立方体区域泊松方程算例,当前方法所需墙上时间为传统方法的28.76%,而对于分段电极流动通道霍尔电势算例,当前方法所需墙上时间仅为传统方法的0.61%.文章提出的新的霍尔电场数值模拟方法具有较高的计算效率. 展开更多
关键词 计算流体力学 磁流体动力学 霍尔效应 泊松方程 数值模拟
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数据驱动的升力体飞行器表面热流快速预测 被引量：1
15
作者 杜文聪 陈智 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期93-107,I0002,共16页
为实现高速升力体气动热的快速预测、提升预测模型的泛化能力,本文针对一类三维升力体外形,基于参数化建模方法构建了包含15种外形、36种飞行条件,合计540个算例的升力体外形气动热数据集,并提出了一种基于切片和插值策略的数据预处理方... 为实现高速升力体气动热的快速预测、提升预测模型的泛化能力,本文针对一类三维升力体外形,基于参数化建模方法构建了包含15种外形、36种飞行条件,合计540个算例的升力体外形气动热数据集,并提出了一种基于切片和插值策略的数据预处理方式,将飞行器的外形及物面信息转化为神经网络能够识别的矩阵形式。然后,结合Transformer、多层感知机与UNet设计了一种编码器-解码器架构的网络模型D-TMU,并使用深度过参数化卷积替代了网络中的传统卷积。该模型能够在给定飞行器的几何形状、压强分布及飞行条件的基础上,直接预测其表面热流分布,避免了复杂的迭代计算。结果表明:D-TMU模型在测试集中的总体误差为1.21%,高热流区域误差为1.19%,关键点误差为0.97%,单个算例的平均预测时间仅为0.03 s,加速比可达6个数量级。这表明本文模型能够有效捕捉飞行器外形的全局特征,并充分学习局部特征之间的相关性,具有较高的预测精度和速度。同时,在应用于未参与训练的一般升力体外形时,模型仍具备一定的泛化能力。 展开更多
关键词 气动热 数据驱动 神经网络 快速预测 升力体
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固体火箭发动机喷流流场数值仿真 被引量：22
16
作者 田耀四 蔡国飙 +1 位作者 朱定强 田辉 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期876-879,919,共5页
采用The Diagonalized Upwind Navier-Stokes(DUNS)程序对两种火箭发动机的喷管-尾喷焰进行了一体化数值仿真。DUNS程序采用对角化ADI算法对雷诺平均N-S方程进行了求解,求解过程采用三阶精度TVD格式,q-ω两方程湍流模型。首先对文献中... 采用The Diagonalized Upwind Navier-Stokes(DUNS)程序对两种火箭发动机的喷管-尾喷焰进行了一体化数值仿真。DUNS程序采用对角化ADI算法对雷诺平均N-S方程进行了求解,求解过程采用三阶精度TVD格式,q-ω两方程湍流模型。首先对文献中典型喷管的喷流流场进行了数值模拟,与文献结果进行了对比,然后针对某型号固体导弹的喷管-尾喷焰在不同飞行高度和不同飞行速度进行了数值模拟,为对该型号导弹的尾喷焰开展红外辐射研究打下了基础。 展开更多
关键词 火箭发动机 喷流 数值仿真 DUNS
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基于POD降阶模型的气动弹性快速预测方法研究 被引量：11
17
作者 陈刚 李跃明 +2 位作者 闫桂荣 徐敏 曾宪昂 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期1765-1769,1796,共6页
CFD/CSD耦合数值模拟是解决复杂气动弹性问题精度最高的方法,但同时也是计算效率最低的方法。研究了气动弹性系统的时域POD降阶模型方法,并引入平衡截断技术进一步降低时域POD/ROM的阶数,从而有效克服了时域POD/ROM阶数过高的缺点。以AG... CFD/CSD耦合数值模拟是解决复杂气动弹性问题精度最高的方法,但同时也是计算效率最低的方法。研究了气动弹性系统的时域POD降阶模型方法,并引入平衡截断技术进一步降低时域POD/ROM的阶数,从而有效克服了时域POD/ROM阶数过高的缺点。以AGARD445.6机翼为例,说明了时域POD/ROM建模的各个细节,并将其用于气动弹性动响应及颤振边界的预测。计算结果表明,POD/ROM具有接近CFD/CSD耦合计算的精度,同时又大大提高了计算效率约1到2个量级。 展开更多
关键词 降阶模型 正则正交分解 平衡截断 计算气动弹性
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超声速流动中底部排气减阻的数值研究 被引量：20
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作者 卓长飞 武晓松 封锋 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期18-26,共9页
为了研究超声速流动中底部排气减阻特性,采用高精度的AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型、二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性经过验证后,对超声速... 为了研究超声速流动中底部排气减阻特性,采用高精度的AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型、二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性经过验证后,对超声速流动底部排真实气体流场进行了数值模拟。计算结果表明:随着排气参数的增大,底压比将先增大后减小,然后再增大;当排气参数较小时,底压比基本不随排气面积的改变而改变。当排气参数较大时,底压比随着排气面积的增大而增大;在最佳排气减阻区内,提高排气总温对提高底压比是有利的;底部排气中富燃气体含量越高,则二次燃烧越强,有利于提高底压比。研究结果可为底部排气弹工程应用提供参考。 展开更多
关键词 流体力学 底部排气弹 底部阻力 底压比 减阻特性
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高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法 被引量：10
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作者 刘健 原志超 +1 位作者 杨恺 高效伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期227-234,共8页
为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了... 为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热防护系统 气动加热 耦合传热分析 快速算法
原文传递
设计参数及大气参数对降落伞充气性能的影响 被引量：11
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作者 贾贺 包进进 荣伟 《航天返回与遥感》 CSCD 2020年第3期28-36,共9页
降落伞充气性能的精确获得和有效评估,是降落伞系统设计的关键,特别是降落伞设计参数和使用参数对性能的影响一直是困扰降落伞研制的难题。文章以降落伞充气过程为研究对象,使用LS-DYNA软件进行数值模拟,研究了降落伞设计参数及大气参... 降落伞充气性能的精确获得和有效评估,是降落伞系统设计的关键,特别是降落伞设计参数和使用参数对性能的影响一直是困扰降落伞研制的难题。文章以降落伞充气过程为研究对象,使用LS-DYNA软件进行数值模拟,研究了降落伞设计参数及大气参数对降落伞充气性能的影响,得到了降落伞的充气时间和投影面积变化的规律,验证了使用LS-DYNA软件数值模拟降落伞充气过程的可行性,为后续研究降落伞系统的充气性能提供了一种新的分析手段,为各类航天器用降落伞系统设计提供一定的参考。 展开更多
关键词 流固耦合软件 降落伞 充气性能 流固耦合 设计参数 大气参数 航天返回
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